CN110125616B - 一种航天器械用支承环的制备工艺 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了航天器械配件技术领域的一种航天器械用支承环的制备工艺，包括囊环、顶环、底环、底部支撑套和顶部支撑套，所述囊环的顶部接触所述顶环，所述囊环的底部接触所述底环，所述顶环的圆周外壁套接所述顶部支撑套，所述底环的圆周外壁套接所述底部支撑套，该种航天器械用支承环的制备工艺，在囊环的外部分别固定主环和副环，并借助顶环和底环来进行外部连接，当底部支撑套和顶部支撑套分别与底环和顶环套接后，可对助推器不同燃料箱承接的同时，进行有效承重，压力由囊环进行缓解，避免燃料箱倾斜，成品及原料都采用阻燃物，可有效提高不同燃料箱的阻燃安全性，且多层贴合的方式，可使配件之间的缝隙层层阻隔，确保了连接处的密封性。

Description

一种航天器械用支承环的制备工艺
技术领域
本发明涉及航天器械配件技术领域，具体为一种航天器械用支承环的制备工艺。
背景技术
航天又称空间飞行、太空飞行、宇宙航行或航天飞行，是指进入、探索、开发和利用太空（即地球大气层以外的宇宙空间，又称外层空间）以及地球以外天体各种活动的总称，而航天器械是指配合航天工作进行使用的一类装置，可有效为航天工作提供有效的技术支持，其中在航天火箭的前期燃料准备中，为保证燃料传输稳定和一致，会选择性的把助推器液氧箱和助推器煤油箱设置在统一的侧壁内，以配合液氧煤油发动机进行工作，再此过程中，助推器液氧箱和助推器煤油箱之间会选取支承环进行区分，现有的支承环抗压能力底，缺少有效承重缓冲方式，长期的压力会使支承环的表面出现裂纹，对支承环的部分受力区域产生凹块，继而使助推器液氧箱和助推器煤油箱产生局部倾斜，且当燃料泄露时，支承环缺少有效阻燃和密封方式，会使燃料泄露燃烧继而造成更大的安全隐患和经济损失，使航天火箭的建造运行及航天人员的生命安全，造成了极大的危害。
发明内容
本发明的目的在于提供一种航天器械用支承环的制备工艺，以解决上述背景技术中提出的现有的支承环抗压能力底，缺少有效承重缓冲方式，长期的压力会使支承环的表面出现裂纹，对支承环的部分受力区域产生凹块，继而使助推器液氧箱和助推器煤油箱产生局部倾斜，且当燃料泄露时，支承环缺少有效阻燃和密封方式，会使燃料泄露燃烧继而造成更大的安全隐患和经济损失，使航天火箭的建造运行及航天人员的生命安全，造成了极大的危害。的问题。
为实现上述目的，本发明提供如下技术方案：一种航天器械用支承环，包括囊环、顶环、底环、底部支撑套和顶部支撑套，所述顶环的圆周外壁套接所述顶部支撑套，所述底环的圆周外壁套接所述底部支撑套，所述囊环的顶部和底部均开设有囊环槽，所述囊环的顶部接触主环和所述顶环，所述囊环的底部接触副环和所述底环，所述主环套接在所述顶环的外壁，所述副环套接在所述底环的外壁，所述主环的底部和所述副环顶部均一体成型连接有凸环，所述凸环与所述囊环槽卡扣。
优选的，所述底部支撑套和所述顶部支撑套的圆周内壁均一体成型连接有内螺纹，所述底部支撑套和所述顶部支撑套的材质为多元酯板。
一种航天器械用支承环的制备工艺，该航天器械用支承环的制备工艺包括如下步骤：
S1：主料准备：选取硅橡胶：45～50份；聚甲醛：23～33份；聚烯烃绝缘料：2～7份；脱模剂：1.6～3份；阻燃剂：5～10份；耐磨剂：12～18份，采用机械进行混合，混合机电机的转速为2500r/min，混合的时间为30min，混合时的温度为190℃～230℃，冷置后得胶板；
S2：配料准备：将聚氯乙烯树脂、多元酯、增塑剂、稳定剂、抗氧化剂进行配比，称取物料，比例为32：52：13：2.5：0.5，并采用机械混合方式，混合的时间为25min，混合时的温度为120℃～150℃，混合料制备在全密闭环镜下采用高纯氮气保护，减少制备过程混合料增氧的可能，保证物料的纯度，防止物料的脏化，确保配料无色值差别，无结块，压制后配合挤出装置挤出，得支撑套原料板；
S3：胶板成型：采用机械式冲床，进行模具选取后，对胶板进行冲压，得所述囊环，并开设所述囊环槽；
S4：铠装成型：选取复合钢材板，采用液压式冲床，配合模具进行冲压后，得所述主环和所述副环，所述主环的底部和所述副环的顶部均一体成型所述凸环；
S5：淬火处理：拿取所述主环和所述副环，进行外表面冲刷清理，自然干燥后，对所述主环和所述副环的圆周内壁进行淬火处理，淬火面滚道面预留量2mm，淬硬层厚为5mm～7mm，变形量最大为1mm，最小为0.70mm，不超过预留量；
S6：初步组装：拿取所述囊环，使所述主环和所述副环上的所述凸环与所述囊环槽卡扣，过程中，利用加热器对缝隙处进行局部加温，温度为160℃，时间为3min；
S7：支撑套成型：采用机械式冲床，选取环状模具，其环状模具圆周外壁一体成型斜纹，对原料板进行冲压后，得所述底部支撑套和所述顶部支撑套；
S8：车削加工：选用特种合金刀具并采取低速对所述底部支撑套和所述顶部支撑套进行车削,待预留量为0.02mm时,再用碗形砂轮进行磨削至尺寸要求,并用抛光砂带进行研磨；
S9：最终组装：在所述顶环和所述底环的圆周外壁喷涂金属胶水，拿取所述底部支撑套和所述顶部支撑套分别对所述底环和所述顶环套接，垂直放置后，顶部负压5kg，持续120min。
与现有技术相比，本发明的有益效果是：该种航天器械用支承环的制备工艺，通过配件的组合运用，在囊环的外部分别固定主环和副环，并借助顶环和底环来进行外部连接，当底部支撑套和顶部支撑套分别与底环和顶环套接后，可对助推器不同燃料箱承接的同时，进行有效承重，压力由囊环进行缓解，避免燃料箱倾斜，成品及原料都采用阻燃物，可有效提高不同燃料箱的阻燃安全性，且多层贴合的方式，可使配件之间的缝隙层层阻隔，确保了连接处的密封性。
附图说明
图1为本发明结构示意图；
图2为本发明爆炸示意图；
图3为本发明囊环示意图；
图4为本发明流程示意图。
图中：100囊环、101囊环槽、110主环、120副环、121凸环、200顶环、300底环、400底部支撑套、500顶部支撑套。
具体实施方式
下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
本发明提供一种航天器械用支承环的制备工艺，可使支承环的抗性提升，便于负重阻燃，密封性好，请参阅图1-3，包括囊环100、顶环200、底环300、底部支撑套400和顶部支撑套500；
请再次参阅图3，囊环100的圆周外壁具有囊环槽101，具体的，囊环100的顶部和底部开设有囊环槽101，囊环槽101便于配合凸环121进行连接，囊环100的顶部接触主环110，囊环100的底部接触副环120，主环110的底部和副环120顶部一体成型连接有凸环121，凸环121与囊环槽101卡扣。
请再次参阅图1，顶环200的底部与囊环100的顶部接触，具体的，顶环200通过凸环121与囊环100的顶部接触；请再次参阅图2-3，底环300的顶部与囊环100的顶部接触，具体的，底环300通过凸环121与囊环100的底部接触；请再次参阅图2，底部支撑套400的圆周内壁与底环300的圆周外壁接触，具体的，底环300的圆周外壁套接底部支撑套400；请再次参阅图2，顶部支撑套500的圆周内壁与顶环200的圆周外壁接触，具体的，顶环200的圆周外壁套接顶部支撑套500，底部支撑套400和顶部支撑套500的圆周内壁一体成型连接有内螺纹，底部支撑套400和顶部支撑套500的材质为多元酯板。
本发明还提供一种航天器械用支承环的制备工艺：
请参阅图1-4，该航天器械用支承环的制备工艺包括如下步骤：
S1：主料准备：选取硅橡胶：45～50份；聚甲醛：23～33份；聚烯烃绝缘料：2～7份；脱模剂：1.6～3份；阻燃剂：5～10份；耐磨剂：12～18份，采用机械进行混合，混合机电机的转速为2500r/min，混合的时间为30min，混合时的温度为190℃～230℃，冷置后得胶板；
S2：配料准备：将聚氯乙烯树脂、多元酯、增塑剂、稳定剂、抗氧化剂、进行配比，称取物料，比例为32：52：13：2.5：0.5，并采用机械混合方式，混合的时间为25min，混合时的温度为120℃～150℃，混合料制备在全密闭环镜下采用高纯氮气保护，减少制备过程混合料增氧的可能，保证物料的纯度，防止物料的脏化，确保配料无色值差别，无结块，压制后配合挤出装置挤出，得支撑套原料板；
S3：胶板成型：采用机械式冲床，进行模具进行选取后，对胶板进行冲压，得囊环100，并开设囊环槽101；
S4：铠装成型：选取复合钢材板，采用液压式冲床，配合模具进行冲压后，得主环110和副环120，且主环110的顶部和副环120和底部分别预留有顶环200和底环300，主环110的底部和副环120的顶部一体成型凸环121；
S5：淬火处理：拿取主环110和副环120，进行外表面冲刷清理，自然干燥后，对主环110和副环120的圆周内壁进行淬火处理，淬火面滚道面预留量2mm，淬硬层厚为5mm～7mm，变形量最大为1mm，最小为0.70mm，不超过预留量；
S6：初步组装：拿取囊环100，使主环110和副环120上的凸环120与囊环槽101卡扣，过程中，利用加热器对缝隙处进行局部加温，温度为160℃，时间为3min；
S7：支撑套成型：采用机械式冲床，选取环状模具，其环状模具圆周外壁一体成型斜纹，对原料板进行冲压后，得底部支撑套400和顶部支撑套500；
S8：车削加工：选用特种合金刀具并采取低速对底部支撑套400和顶部支撑套500进行车削,待预留量为0.02mm时,再用碗形砂轮进行磨削至尺寸要求,并用抛光砂带进行研磨；
S9：最终组装：在顶环200和底环300的圆周外壁喷涂金属胶水，拿取底部支撑套400和顶部支撑套500分别对顶环200和底环300套接，垂直放置后，顶部负压5kg，持续120min。
实施例
步骤一：主料准备：选取硅橡胶：47份；聚甲醛：33份；聚烯烃绝缘料：3份；脱模剂：2份；阻燃剂：5份；耐磨剂：10份，采用机械进行混合，混合机电机的转速为2500r/min，混合的时间为30min，混合时的温度为190℃～230℃，冷置后得胶板；
步骤二：配料准备：将聚氯乙烯树脂、多元酯、增塑剂、稳定剂、抗氧化剂、进行配比，称取物料，比例为32：52：13：2.5：0.5，并采用机械混合方式，混合的时间为25min，混合时的温度为130℃，混合料制备在全密闭环镜下采用高纯氮气保护，减少制备过程混合料增氧的可能，保证物料的纯度，防止物料的脏化，确保配料无色值差别，无结块，压制后配合挤出装置挤出，得支撑套原料板；
步骤三：胶板成型：采用机械式冲床，进行模具进行选取后，对胶板进行冲压，得囊环100，并开设囊环槽101；
步骤四：铠装成型：选取复合钢材板，采用液压式冲床，配合模具进行冲压后，得主环110和副环120，且主环110的顶部和副环120和底部分别预留有顶环200和底环300，主环110的底部和副环120的顶部一体成型凸环121；
步骤五：淬火处理：拿取主环110和副环120，进行外表面冲刷清理，自然干燥后，对主环110和副环120的圆周内壁进行淬火处理，淬火面滚道面预留量2mm，淬硬层厚为6mm，变形量为0.80mm，不超过预留量；
步骤六：初步组装：拿取囊环100，使主环110和副环120上的凸环120与囊环槽101卡扣，过程中，利用加热器对缝隙处进行局部加温，温度为160℃，时间为3min；
步骤七：支撑套成型：采用机械式冲床，选取环状模具，其环状模具圆周外壁一体成型斜纹，对原料板进行冲压后，得底部支撑套400和顶部支撑套500；
步骤八：车削加工：选用特种合金刀具并采取低速对底部支撑套400和顶部支撑套500进行车削,待预留量为0.02mm时,再用碗形砂轮进行磨削至尺寸要求,并用抛光砂带进行研磨；
步骤九：最终组装：在顶环200和底环300的圆周外壁喷涂金属胶水，拿取底部支撑套400和顶部支撑套500分别对顶环200和底环300套接，垂直放置后，顶部负压5kg，持续120min。
现通过本发明所制成的一种航天器械用支承环与某市面常用支承环进行试验对比，试验过程如下；
1、配合破坏装置如撞击器，对实施例进行破碎。
2、实施例放置自然温度后，进行表面干燥,然后明火点燃，燃烧停止后，对燃烧时间进行计算。
3、把实施例放置在水箱中，水箱水位不高于装置顶部，静置两天后取出，对实施例内部水量进行收集测量，核算密封效果。
试验数据如下：
破坏强度/N 燃烧时间/S 密封性/％
实施例 722 3 96
复检 710 2 98
对比例 326 360 37
经实验对比，本发明所制成的产品具有优秀的抗压阻燃性能，密封性好，整体性能优异，便于普及生产。
综合以上所述，通过配件的组合运用，在囊环的外部分别固定主环和副环，并借助顶环和底环来进行外部连接，当底部支撑套和顶部支撑套分别与底环和顶环套接后，可对助推器不同燃料箱承接的同时，进行有效承重，压力由囊环进行缓解，避免燃料箱倾斜，成品及原料都采用阻燃物，可有效提高不同燃料箱的阻燃安全性，且多层贴合的方式，可使配件之间的缝隙层层阻隔，确保了连接处的密封性。
虽然在上文中已经参考实施例对本发明进行了描述，然而在不脱离本发明的范围的情况下，可以对其进行各种改进并且可以用等效物替换其中的部件。尤其是，只要不存在结构冲突，本发明所披露的实施例中的各项特征均可通过任意方式相互结合起来使用，在本说明书中未对这些组合的情况进行穷举性的描述仅仅是出于省略篇幅和节约资源的考虑。因此，本发明并不局限于文中公开的特定实施例，而是包括落入权利要求的范围内的所有技术方案。

Claims (3)

1.一种航天器械用支承环，其特征在于：包括囊环（100）、顶环（200）、底环（300）、底部支撑套（400）和顶部支撑套（500），所述顶环（200）的圆周外壁套接所述顶部支撑套（500），所述底环（300）的圆周外壁套接所述底部支撑套（400），所述囊环（100）的顶部和底部均开设有囊环槽（101），所述囊环（100）的顶部接触主环（110）和所述顶环（200），所述囊环（100）的底部接触副环（120）和所述底环（300），所述主环（110）套接在所述顶环（200）的外壁，所述副环（120）套接在所述底环（300）的外壁，所述主环（110）的底部和所述副环（120）顶部均一体成型连接有凸环（121），所述凸环（121）与所述囊环槽（101）卡扣。
2.根据权利要求1所述的一种航天器械用支承环，其特征在于：所述底部支撑套（400）和所述顶部支撑套（500）的圆周内壁均一体成型连接有内螺纹，所述底部支撑套（400）和所述顶部支撑套（500）的材质为多元酯板。
3.一种如权利要求1-2中任一项所述的航天器械用支承环的制备工艺，其特征在于：该航天器械用支承环的制备工艺包括如下步骤：
S1：主料准备：选取硅橡胶：45～50份；聚甲醛：23～33份；聚烯烃绝缘料：2～7份；脱模剂：1.6～3份；阻燃剂：5～10份；耐磨剂：12～18份，采用机械进行混合，混合机电机的转速为2500r/min，混合的时间为30min，混合时的温度为190℃～230℃，冷置后得胶板；
S2：配料准备：将聚氯乙烯树脂、多元酯、增塑剂、稳定剂、抗氧化剂进行配比，称取物料，比例为32：52：13：2.5：0.5，并采用机械混合方式，混合的时间为25min，混合时的温度为120℃～150℃，混合料制备在全密闭环镜下采用高纯氮气保护，减少制备过程混合料增氧的可能，保证物料的纯度，防止物料的脏化，确保配料无色值差别，无结块，压制后配合挤出装置挤出，得支撑套原料板；
S3：胶板成型：采用机械式冲床，进行模具选取后，对胶板进行冲压，得所述囊环（100），并开设所述囊环槽（101）；
S4：铠装成型：选取复合钢材板，采用液压式冲床，配合模具进行冲压后，得所述主环（110）和所述副环（120），所述主环（110）的底部和所述副环（120）的顶部均一体成型所述凸环（121）；
S5：淬火处理：拿取所述主环（110）和所述副环（120），进行外表面冲刷清理，自然干燥后，对所述主环（110）和所述副环（120）的圆周内壁进行淬火处理，淬火面滚道面预留量2mm，淬硬层厚为5mm～7mm，变形量最大为1mm，最小为0.70mm，不超过预留量；
S6：初步组装：拿取所述囊环（100），使所述主环（110）和所述副环（120）上的所述凸环（121）与所述囊环槽（101）卡扣，过程中，利用加热器对缝隙处进行局部加温，温度为160℃，时间为3min；
S7：支撑套成型：采用机械式冲床，选取环状模具，其环状模具圆周外壁一体成型斜纹，对原料板进行冲压后，得所述底部支撑套（400）和所述顶部支撑套（500）；
S8：车削加工：选用特种合金刀具并采取低速对所述底部支撑套（400）和所述顶部支撑套（500）进行车削,待预留量为0.02mm时,再用碗形砂轮进行磨削至尺寸要求,并用抛光砂带进行研磨；
S9：最终组装：在所述顶环（200）和所述底环（300）的圆周外壁喷涂金属胶水，拿取所述底部支撑套（400）和所述顶部支撑套（500）分别对所述底环（300）和所述顶环（200）套接，垂直放置后，顶部负压5kg，持续120min。
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